| АИ-14 | |
| Воронежский механический завод | |
| однорядный, звездообразный воздушного охлаждения | |
| Технические характеристики | |
| 10,1 л | |
| 260 л.с. на взлётном режиме | |
| 5,9 | |
| 105 мм | |
| 130 мм | |
| 9 | |
| приводной, одноступенчатый, центробежный | |
| карбюраторная | |
| воздушная | |
| Размеры | |
| 985 мм | |
| 200 кг | |
АИ-14 (М-14) — советский авиационный поршневой звездообразный двигатель воздушного охлаждения. Применялся на многих типах лёгких самолётов и вертолётов. Двигатель был разработан в ОКБ-478 ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко для многоцелевого самолёта Ан-14. Главный конструктор И. М. Веденеев (Главный конструктор «ОКБ Моторостроения», Воронеж, 1960—1973). При проектировании использовался опыт, накопленный при создании двигателей М-48 и М-49. В 1959 году двигатель был передан в «ОКБ Моторостроения» (Воронеж). В 1964 году «ОКБ Моторостроения» был разработан двигатель М-14В26 для вертолёта Ка-26. «ОКБ Моторостроения» был разработан и запущен в 1974 году в серийное производство двигатель М-14П. Двигатель М-14П стал базовым для целой гаммы двигателей М-14Х, М-14ПФ, М-14В26В, М-14Р, М-14В26В1, М-14ПТ, М-14ПТ-2. Серийное производство было налажено на Воронежском механическом заводе. Серийное производство в СССР фактически приостановлено в 1994 году. Лицензионная версия АИ-14Р производилась в Польше предприятием WSK-Kalisz с 1956 по 2007 год.
wikiredia.ru
| Руководство по летной эксплуатации самолета ЯК-12 ОГЛАВЛЕНИЕ Глава I Краткая характеристика и общие сведения. 2Основные технические данные самолёта Як-12 2 Основные данные двигателя АИ-14Р 3 Режимы работы двигателя 4 Некоторые сведения из аэродинамики самолёта 7 ГЛАВА II Подготовка самолета к полету 9 ГЛАВА III Выполнение полета 21 Руление 21 Взлет 24 Горизонтальный полет 27 Снижение 28 Посадка 28 Выполнение буксировочного полёта. 33 Г Л А В А IV Эксплуатация материальной части самолета 39 Бензосистема 39 Маслосистема и система разжижения масла бензином 40 Воздушная система 41 Вентиляционная система кабины 41 Контроль за электрооборудованием в полёте. 42 Приборное оборудование 44 Радиооборудование самолёта Як-12М. 45 ГЛАВА V Особенности эксплуатации самолёта Як-12 при низких температурах наружного воздуха 49 Винтомоторная установка 50 Система обогрева кабины 54 Приложения 54 Технология переоборудования самолёта Як-12М для производства прыжков с парашютом 55 Основные данные спецоборудования самолёта Як-12М 58 Приборы самолёта. 59 Глава I Краткая характеристика и общие сведения.Многоцелевой самолёт ЯК-12М конструкции генерального конструктора А.О.ЯКОВЛЕВА в авиации ДОСААФ используются для буксировки спортивных планеров, производства парашютных прыжков, обучения личного состава.
| ||
| Длина самолета, м | 9 |
| Высота самолета, м | 3.12 |
| Размах крыла, м | 12.6 |
| Площадь крыла, м² | 23.86 |
| Относительная толщина крыла, % | 11 |
| Профиль крыла | “Кларк-Ун” |
| Средняя аэродинамическая хорда крыла, м | 1.976 |
| Установочный угол крыла | 3°30 |
| Поперечное V крыла | 2° |
| Площадь элеронов, м² | 2.332 |
| Площадь закрылков, м² | 2.804 |
| Тип предкрылка | Фиксированный (по всему размаху крыла) |
| Площадь стабилизатора, м² | 2.07 |
| Площадь руля высоты, м² | 2.51 |
| Установочный угол стабилизатора | -1°45' |
| Площадь киля, м² | 1.25 |
| Площадь руля направления, м² | |
| Ширина колеи шасси | 2.2 |
| Размер колёс шасси, мм | 595х185 |
| Размер хвостового колеса, мм | 255х110 |
| Общая ёмкость бензобаков, л | 188 |
| Емкость маслобака, л | 25 |
| Максимальная заправка маслобака, л | 17 |
| Воздушный винт | В -530Д11 |
| Вращение | Левое |
| Механизм изменения шага | Гидроцентробежный |
| Схема работы | Прямая |
Пределы центровки в % САХ:передняя - 30,0; задняя - 40.5.
Пассажирский вариант.
| Загрузка | При двух пассажирах | При трёх: пассажирах |
| Взлётный вес, кг | 1400 | 1500 |
| Вес пустого самолёта, кг | 1026 | 1026 |
| Полезная нагрузка, кг | 374 | 476 |
| Бензин, кг | 125 | 125 |
| Масло, кг | 14 | 14 |
| Центровка, % САХ | 36.4 | 37.8 |
| Центровка при посадке (10 кг горючего,7 кг масла) | 36 | 37.7 |
| Условное обозначение | АИ-14Р |
| Система охлаждения | воздушная |
| Число цилиндров | 9 |
| Сухой вес двигателя | 197 + 2% |
| Расположение цилиндров | звездообразное в один ряд |
| Порядок нумерация цилиндров | против часовой стрелки, со стороны задней крышки считая верхний цилиндр первым |
| Диаметр цилиндра, мм. | 105 |
| Ход поршня, мм | 130 |
| Рабочий объем всех цилиндров | 10.161 |
| Степень сжатия | 5.9 + 0.1 |
| Высотность двигателя, м | невысотный |
| Сорт топлива и октановое число | бензин Б-70, октановое число - 70 |
| Сорт масла (для летней и зимней эксплуатации) | МК-22 или МС-20 |
| Давление топлива перед карбюратором, кг/см² | |
| На режимной работе | 0.2-0,5 |
| На минимальном числе оборотов . | не ниже 0,15 |
| Давление масла по манометру в кабине лётчика, кг/см : | |
| на режиме выше 0.4 от номинала. | 4-6 |
| на минимальном числе оборотов | не ниже 1.5 |
| Агрегаты: | |
| бензонасос | коловратный 702А или 702М |
| маслонасос (Прокачка масла при t входящего масла 50-60 С; на номинальном режиме 200-450 л/час) | шестеренчатый |
| карбюратор | К-14П или К-14А |
| магнето | М-9 четырехискровое экранизированное |
| свечи. | керамические СД-49С, СД-49СММ |
| воздушный компрессор. | АК-50М, направление вращения правое |
| генератор | ГСК-1500 на Як-12М |
| Регулятор оборотов | Р-2, схема работы прямая |
| Воздушный самопуск | золотниковый |
| Взлётный режим в течение не более 5 минут непрерывной работы | |
| Мощность, л. с. | 260-2% |
| Число оборотов в мин | 2350±1% |
| Избыток (сверх атмосферного) давления на всасывании. мм рт.ст. | 35±10, (полное открытие дросселя) |
| Удельный расход топлива. г/л.с.час | 225-280 |
| Номинальный режим | |
| Мощность, л.с. | 220±2% |
| Число оборотов в минуту | 2050± 1% |
| Избыточное (сверх атмосферного) давление на всасывании, мм рт. ст. | 35 ± 10, (полное открытие дросселя) |
| Удельный расход топлива, г/л.с.час | 240-255 |
| Крейсерский режим (0.75 номинальной мощности) | |
| Мощность, л. с | 165±2 |
| Число оборотов в минуту | 1860±1% |
| Давление на всасывании, мм рт.ст. | 680±15 |
| Удельный расход топлива,г/л.с.час | 210-225 |
| Крейсерский режим (0.6 номинальной мощности) | |
| Мощность, л. с | 136 |
| Число оборотов в минуту | 1730±1% |
| Давление на всасывании, мм рт.ст. | 630±15 |
| Удельный расход топлива,г/л.с.час | 205-225 |
| Максимальное число оборотов в минуту (в течение не более трех минут непрерывной работы) | 2450 |
| Минимальное число оборотов в минуту (малый газ) | не выше 500 |
| Температура входящего масла, °С | |
| Рекомендуемая | 50-65 |
| Максимальная при длительной работе | не выше 75 |
| Минимальная (для опробования на земле) | 30 |
| Максимальная допустимая в течение не более 15 минут непрерывной работы | не выше 85 |
| Температура входящего масла, максимальная, °С | 125 |
| Температура головок цилиндра, °С | |
| Рекомендуемая | 140-210 |
| Максимальная при длительной работе | не вьше 225 |
| Минимальная для удовлетворительной приемистости | 140 |
| Максимально допустимая при взлёте и подъёме в течение не более 15 минут непрерывной работы | Не выше 240 |
| Эксплуатационные данные самолёта Як- 12М | |
| Давление воздуха в цилиндрах тормозных колес, кг/см² | 6 |
| Давление воздуха в пневнематиках колес: | |
| 555Х185 мм, кг/см² | 2,5 |
| 225Х110 мм, кг/см² | 2,5 |
| Осадка пневматиков колес, мм: | |
| 595 Х 185 мм | 30-40 |
| 225 Х 110 мм | 10-15 |
| Давление воздуха в амортизаторе хвостового колеса, кг/см² | 35 |
| Натяжение тросов управления: | |
| Рулем высоты, кг | 40-50 |
| Рулем поворота, кг | 40-50 |
| Элеронами, кг | 40-50 |
| Натяжение лент расчалок хвостового оперения: | |
| Верхних, кг | 170-230 |
| Нижних, кг | 170-230 |
| Дополнительных | 30-70 |
| Органы управления | в° | мм |
| Элероны: | ||
| вверх | 23 ± 1 | 153 ±6 |
| вниз | 16±0.5 | 106±3 |
| Руль высоты: | ||
| вверх | 30 | 295 |
| вниз | 20±1 | 198±10 |
| Триммеры руля высоты: | ||
| вверх | 20±1,5 | 61 |
| вниз | 30±2 | 89 |
| Руль направления: | ||
| влево | 25±1 | 273±11 |
| вправо | 25±1 | 273±11 |
| Закрылки | ||
| На взлёте | 20±1 | 144±7 |
| На посадке | 40±1 | 280±7 |
Основные лётные данные самолёта Як-12М
| Максимальная скорость у земли, км/час | 178 |
| Скороподъёмность у земли на номинальном режиме работы двигателя, м/с | 3,7 |
| Время набора высоты , мин. | |
| 500 м | 2.3 |
| 1000 м | 4.8 |
| 2000 м | 11,2 |
| Практический потолок, м. | 4100 |
| Время набора практического потолка, мин. | 36 |
| Скорость отрыва, км/час. | 80 |
| Длина разбега, м. | 140 |
| Длина взлётной дистанции до набора 25м, м | 500 |
| Посадочная скорость, км/ч | 80 |
| Длина пробега с применением закрылков и тормозов, м | 220 |
| Длина пробега с применением закрылков и тормозов, м | 220 |
Максимально допустимая скорость ограничивается флаттерной характеристикой крыла и составляет по прибору 245 км/час.
Примечание. Скороподъёмность определяется при 2050 об/мин., полном открытии дросселя и закрытом высотном корректоре двигателя.
Эксплуатационные ограничения:
I.Взлёт и посадку самолётов Як-12 разрешается производить с аэродромов (площадок), располагающих взлётной дистанцией не менее 450 м, с учетом преодоления препятствий высотой 25 м.
2.Самолёты Як-12: разрешается эксплуатировать при встречном ветре не более 15 м/сек и боковых ветрах не более:
| под утлом 90° | 4 м/сек |
| под углом 45° | 6 м/сек |
Взлёт самолёта Як-12М состоит из двух этапов:
1.Разбега.
2.Разгона и подъёма до высоты 25 м.
Под длиной разбега понимается расстояние, пройденное самолётом по земле - от старта до отрыва.
Движение самолёта в воздухе после отрыва с увеличением скорости по горизонтальной прямой или по прямой о небольшим набором высоты называется разгоном (выдерживанием).
Длина взлётной дистанции равна расстоянию по горизонтальной прямой от старта до точки, над которой высота полёта самолёта стала равной 25 м. Разгон самолёта Як-12 происходит по прямой, имеющей небольшой угол с горизонтом и характеризуется параметрами:
| полётный вес | 1428 |
| отклонение закрылков | 20° |
| обороты двигателя в минуту | 2350 |
| скорость отрыва, км/час | 80 |
| длина разбега, м | 136 |
| время разбега, сек | 8,8 |
| взлётная дистанция, м | 450 |
При увеличении температуры наружного воздуха на 10°С длина разбега увеличивается на 25%,если не изменялось давление.
С увеличением высоты аэродрома на 500 м, длина разбега увеличивается на 4,7% при этом пред полагается, что температура и давление изменяются по законам стандартной атмосферы.
Каждые 2° наклона или подъёма аэродрома уменьшают или увеличивают длину разбега на 25%.
При взлёте против ветра длина разбега уменьшается на величину, равную произведению скорости ветра на время разбега самолёта при данном ветре. Кроме того встречный ветер изменяет траекторию взлёта и увеличивает угол наклона траектории подъёма самолёта к земле.
auto-dnevnik.com
Поршневой авиационный двигатель АИ-4Г (АИ-4В).
Разработчик: ОКБ № 478, А.Г.Ивченко. Страна: СССР Год постройки: 1946 Государственные испытания: 1948 г.
В 1945-1949 годах конструкторы ОКБ № 478 создали целое семейство поршневых авиационных двигателей: АИ-4Г мощностью 55 л.с., АИ-10 мощностью 80 л.с., АИ-12 мощностью 175 л.с., АИ-14 мощностью 260…340 л.с., АИ-26ГР мощностью 500 л.с., АИ-26ГРФ ( в дальнейшем известен под маркой АИ-26В) мощностью 575 л.с. Моторы АИ-4Г, АИ-26В и АИ-14В были первыми отечественными двигателями, спроектированными специально для вертолетов. В ходе их разработки пришлось решить ряд непростых задач. В частности, были созданы специальные угловые редукторы, обеспечено надежное охлаждение цилиндров путем введения в конструкцию специального вентилятора обдува.
Поршневой 4-цилиндровый двигатель АИ-4Г (на Ка-10М — аналогичный двигатель АИ-4В такой же мощности) мощностью 55 л.с., номинальная мощность — 50 л.с. АИ-4Г представляет собой четырёхцилиндровый поршневой двигатель с принудительным воздушным охлаждением. Трансмиссия состояла из двух редукторов, один распределял мощность на два несущих винта, другой был соединён с двигателем и служил для уменьшения числа оборотов. Комбинированная муфта редуктора выполняла функции муфты включениями муфты свободного хода. Вертикальный вал выходящий из редуктора передавал мощность на распределительный редуктор и на верхний несущий винт.Двигатель создан в 1946 году, предъявлен на государственные испытания в ноябре 1948 года. Двигатели выпускались малой серией. Двигатель АИ-4Г устанавливался на опытный корабельный вертолет Н.И.Камова Ка-10, успешно летавшего во время Тушинского парада 1949 года.
Двигатель АИ-4Г (АИ-4В).
Двигатель АИ-4Г (АИ-4В).
Двигатель АИ-4Г (АИ-4В).
Двигатель АИ-4Г (АИ-4В).
.
.
Список источников:Журнал «Двигатель» №6 (36) 2004 г. Высота конструктора.А.М.Изаксон. Советское вертолетостроение.
xn--80aafy5bs.xn--p1ai
|
Вход на сайт закрыть Всего найдено фотографий: 5,показано: с 1 по 5.Сортировать по: добавлению (↓) | просмотрам (↓) | дате (↓) | регистрации (↓) | с/н (↓) На странице: 10 | 20 | 50 | 100 | 200 | кратко нет в реестре
| |||
russianplanes.net
 Опубликовать | скачать Реферат на тему: План:
ВведениеАИ-14 (М-14) — однорядный 9-цилиндровый звездообразный двигатель воздушного охлаждения. Двигатель был разработан в ОКБ-478 ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко для многоцелевого самолёта Ан-14. Главный конструктор И. М. Веденеев. При проектировании использовался опыт, накопленный при создании двигателей М-48 и М-49. Серийное производство было налажено на Воронежском механическом заводе. Серийное производство фактически приостановлено в 1994 году. После получения лицензии от Советского Союза лицензионная версия АИ-14Р производилась в Польше WSK-Kalisz с 1956 по 2007 год. 1. Модификации
2. Применение
|
wreferat.baza-referat.ru
Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2013; проверки требуют 11 правок. Текущая версия страницы пока не проверялась опытными участниками и может значительно отличаться от версии, проверенной 17 августа 2013; проверки требуют 11 правок.| АИ-14 | |
| Воронежский механический завод | |
| однорядный, звездообразный воздушного охлаждения | |
| Технические характеристики | |
| 10,1 л | |
| 260 л.с. на взлётном режиме | |
| 5,9 | |
| 105 мм | |
| 130 мм | |
| 9 | |
| приводной, одноступенчатый, центробежный | |
| карбюраторная | |
| воздушная | |
| Размеры | |
| 985 мм | |
| 200 кг | |
АИ-14 (М-14) — советский авиационный поршневой звездообразный двигатель воздушного охлаждения. Применялся на многих типах лёгких самолётов и вертолётов. Двигатель был разработан в ОКБ-478 ЗМКБ «Прогресс» им. академика А. Г. Ивченко для многоцелевого самолёта Ан-14. Главный конструктор И. М. Веденеев (Главный конструктор «», Воронеж, 1960—1973). При проектировании использовался опыт, накопленный при создании двигателей М-48 и М-49. В 1959 году двигатель был передан в «ОКБ Моторостроения» (Воронеж). В 1964 году «ОКБ Моторостроения» был разработан двигатель М-14В26 для вертолёта Ка-26. «ОКБ Моторостроения» был разработан и запущен в 1974 году в серийное производство двигатель М-14П. Двигатель М-14П стал базовым для целой гаммы двигателей М-14Х, М-14ПФ, М-14В26В, М-14Р, М-14В26В1, М-14ПТ, М-14ПТ-2. Серийное производство было налажено на Воронежском механическом заводе. Серийное производство в СССР фактически приостановлено в 1994 году. Лицензионная версия АИ-14Р производилась в Польше предприятием WSK-Kalisz с 1956 по 2007 год.
encyclopaedia.bid
